RU2734123C2

RU2734123C2 - Structural-integrated thermal control system for aerospace aircrafts

Info

Publication number: RU2734123C2
Application number: RU2016150174A
Authority: RU
Inventors: Дэвид И. БЛЭНДИНГ; Арун МЮЛЕЙ; Джеффри К. КОФФМАН; Даг Ван АФФЕЛЕН
Original assignee: Зе Боинг Компани
Priority date: 2016-02-29
Filing date: 2016-12-20
Publication date: 2020-10-13
Also published as: EP3210885A1; US20170247126A1; JP6909012B2; JP2017154728A; RU2016150174A3; US10029808B2; CA2950699A1; CN107135629A; CA2950699C; EP3210885B1; RU2016150174A

Abstract

FIELD: heat engineering; cosmonautics.

SUBSTANCE: present invention generally relates to systems for removing heat generated by electrically powered subsystems and components, such as electromechanical drives, on board of aerospace vehicles. Aerospace vehicle comprises heat bus and thermally active element. At the same time heat bus comprises structural element of aerospace aircraft. Thermally active element has thermal contact with thermal bus for heat dissipation from thermally active element to heat bus. At that, structural element represents aircraft wing or aircraft wing rib, and the thermally active element is an electrical device configured to operate with the aircraft wing. At that, electric device rests on heat conducting ledge, installed on said structural element, and has thermal contact with said heat conducting ledge. Aircraft-spacecraft also comprises a heat dissipating element having thermal contact with the thermal bus and comprising a heat-conducting element comprising a heat-conducting material, containing hydrogel, and heat distributor attached to heat-conducting element. Group of inventions also relates to a method of cooling an aerospace aircraft and a temperature control system for an aerospace aircraft.

EFFECT: group of inventions provides an improved cooling system for controlling thermal loads generated by electrical components onboard aerospace aircrafts.

14 cl, 9 dwg

Description

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ И УРОВЕНЬ ТЕХНИКИTECHNICAL FIELD AND BACKGROUND

[1] Настоящее изобретение в целом относится к системам удаления тепла, вырабатываемого имеющими электрическое питание подсистемами и компонентами, такими как электромеханические приводы, на борту воздушно-космических летательных аппаратов. В частности, настоящее изобретение относится к структурно-интегрированной системе терморегулирования для воздушно-космического летательного аппарата.[1] The present invention generally relates to systems for removing heat generated by electrically powered subsystems and components, such as electromechanical actuators, aboard aerospace vehicles. In particular, the present invention relates to a structurally integrated thermal management system for an aerospace vehicle.

[2] Все более широкое использование авионики, имеющих электрическое питание подсистем, электрических приводных систем и т.п. на борту коммерческих и военных воздушно-космических летательных аппаратов привело к необходимости совершенствования терморегулирования тепловых нагрузок, производимых этими электрическими компонентами. Например, все более распространенными становятся воздушно-космические летательные аппараты с электрической приводной системой, в отличие от систем управления с гидравлическим приводом. Однако воздушно-космические летательные аппараты с электрической приводной системой часто включают в себя несколько приводов для элеронов, закрылков и других компонентов, которые производят больше тепла, чем сопоставимые с ними гидравлические приводы. Кроме того, в гидравлических приводных системах тепло обычно передается от их соответствующих приводов посредством гидравлической текучей среды, а электрическая приводная система обычно не включает в себя подобные системы теплопередачи.[2] The increasing use of avionics, electrically powered subsystems, electrical drive systems, and the like. on board commercial and military aerospace vehicles has led to the need for improved thermal management of thermal loads generated by these electrical components. For example, aerospace vehicles with an electric drive system, as opposed to a hydraulic drive system, are becoming more common. However, electrically powered aerospace vehicles often include multiple actuators for ailerons, flaps, and other components that generate more heat than comparable hydraulic actuators. In addition, in hydraulic drive systems, heat is typically transferred from their respective drives by hydraulic fluid, and an electric drive system does not typically include such heat transfer systems.

[3] Согласно некоторым современным подходам терморегулирование в воздушно-космических летательных аппаратах достигается благодаря более высоким затратам при возможном ухудшении общих рабочих характеристик компонентов, снижении эффективности и/или увеличении веса. На эффективное регулирование тепловых нагрузок в воздушно-космических летательных аппаратах также влияют тенденции к использованию теплопроводных композитов, содержащих углеродное волокно, и других теплопроводящих неметаллических материалов для выполнения авиационных конструктивных элементов и обшивки летательных аппаратов с целью уменьшения их веса. Многие применяемые композиционные материалы обладают более низкой теплопроводностью, чем металлы, такие как алюминий, и поэтому при своей легкости они не могут отводить тепло с такой же эффективностью. Для некоторых воздушно-космических летательных аппаратов военного назначения также существует потребность в более гладких внешних поверхностях с минимальным количеством проникновений, чтобы повысить скрытность или улучшить другие характеристики предотвращения обнаружения. Это может еще больше уменьшить варианты создания конструкций для управления тепловыми нагрузками.[3] According to some current approaches, thermal management in aerospace vehicles is achieved at a higher cost, with potential deterioration in overall component performance, efficiency and / or weight gain. Efficient heat management in aerospace vehicles is also influenced by the trend towards the use of heat-conducting composites containing carbon fiber and other heat-conducting non-metallic materials for aircraft structural elements and aircraft skin to reduce their weight. Many of the composites used have a lower thermal conductivity than metals such as aluminum, and therefore, while being light, they cannot dissipate heat with the same efficiency. For some military aerospace vehicles, there is also a need for smoother outer surfaces with minimal intrusion to improve stealth or other anti-detection performance. This can further reduce the options for designing thermal management structures.

[4] Кроме того, эффективное терморегулирование электрических компонентов, таких как электрическая приводная система, является одной из самых больших проблем для "более электрифицированного самолета" (МЕА) вследствие, например, ограниченной теплоемкости. Аналогично, для будущих самолетов МЕА, в которых будет использоваться крыло более тонкого сечения, требования к весу, размеру и рассеянию тепла станут еще более жесткими. Таким образом, необходим подход к терморегулированию на основе структурно-интегрированной приводной системы, содержащей приводы, способные выдерживать нагрузки, новых методов охлаждения, а также материалов, имеющих высокие рабочие характеристики, в сочетании с новыми концепциями компоновки.[4] In addition, efficient thermoregulation of electrical components such as the electric propulsion system is one of the biggest problems for a "more electrified aircraft" (MEA) due to, for example, limited heat capacity. Likewise, for future MEA aircraft, which will use a thinner wing, the requirements for weight, size and heat dissipation will become even more stringent. Thus, a thermoregulation approach is needed based on a structurally integrated drive system containing load-bearing drives, new cooling methods, and high performance materials combined with new layout concepts.

[5] В большинстве существующих систем электрическая приводная система и другие электродвигатели были либо с жидкостным охлаждением, либо создавались содержащими достаточное количество металла для повышения их способности обеспечить теплоотвод избыточного тепла, выделяемого во время работы. Используемые в настоящее время решения для "более электрифицированного самолета" не являются структурно-интегрированными и предусматривают либо использование отдельного контура охлаждения, который сбрасывает тепло в текучую среду/воздух, либо перепроектирование электродвигателя и других различных компонентов для увеличения их теплоотводящих свойств. Использование централизованного контура охлаждения для обработки тепловой нагрузки, вырабатываемой распределенными компонентами, влечет за собой повышенную сложность системы, ухудшение ремонтопригодности, сопутствующих весовых и объемных характеристик.[5] In most existing systems, the electric drive system and other electric motors were either liquid-cooled or designed to contain sufficient metal to increase their ability to heat away excess heat generated during operation. Current "more electrified aircraft" solutions are not structurally integrated and involve either a separate cooling loop that releases heat into the fluid / air, or redesigning the electric motor and various other components to increase their heat dissipation properties. Using a centralized refrigeration loop to handle the heat load generated by distributed components increases system complexity, maintainability, and associated weight and volumetric characteristics.

[6] Соответственно, существует потребность в усовершенствованных охлаждающих системах для управления тепловыми нагрузками, вырабатываемыми электрическими компонентами на борту воздушно-космических летательных аппаратов. Существующие системы также могут иметь другие недостатки.[6] Accordingly, there is a need for improved cooling systems to manage thermal loads generated by electrical components on board aerospace vehicles. Existing systems may also have other disadvantages.

РАСКРЫТИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯDISCLOSURE OF THE INVENTION

[7] Соответственно, раскрытые примеры направлены на упомянутые выше потребности и недостатки. Раскрытые примеры включают в себя структурно-интегрированную систему терморегулирования, в которой в качестве части системы для рассеяния тепла используется какая-либо конструкция воздушно-космического летательного аппарата. В этой системе конструктивные элементы воздушно-космического летательного аппарата работают в качестве тепловой шины и имеют тепловой контакт с тепловыделяющими электрическими компонентами, так что тепло от указанных компонентов посредством указанной конструкции самого летательного аппарата направлено от компонента в поверхности летательного аппарата, имеющего более низкую температуру. В различных примерах тепловыделяющий электрический компонент непосредственно механически прикреплен к конструктивному элементу с помощью теплопроводящего выступа, который образует теплопроводящий элемент для передачи тепла от электрического компонента в указанный конструктивный элемент. В других примерах конструктивные элементы воздушно-космического летательного аппарата включают в себя теплопроводящие части или слои, которые специально выполнены для отведения тепловой энергии от тепловыделяющего электрического компонента через конструктивный элемент.[7] Accordingly, the disclosed examples address the aforementioned needs and disadvantages. Disclosed examples include a structurally integrated thermal management system that employs an aerospace design as part of the heat dissipation system. In this system, the structural elements of the aerospace vehicle act as a heat bus and are in thermal contact with the fuel-generating electrical components, so that heat from these components is directed by said design of the aircraft itself away from the component at the surface of the aircraft having a lower temperature. In various examples, a heat-generating electrical component is directly mechanically attached to a structural member by a heat-conducting protrusion that forms a heat-conducting member for transferring heat from the electrical component to the structural member. In other examples, structural elements of an aerospace vehicle include heat-conducting portions or layers that are specifically configured to conduct thermal energy from a fuel-generating electrical component through the structural member.

[8] Раскрытые примеры включают в себя воздушно-космический летательный аппарат, содержащий тепловую шину, которая также содержит конструктивный элемент воздушно-космического летательного аппарата. Также используется термически активный элемент, имеющий тепловой контакт с тепловой шиной для рассеяния тепла от термически активного элемента в тепловую шину.[8] Disclosed examples include an aerospace vehicle comprising a thermal bus that also comprises an aerospace structural member. A thermally active element is also used in thermal contact with the thermal bus to dissipate heat from the thermally active element to the thermal bus.

[9] Кроме того раскрытые примеры могут представлять собой такие примеры, в которых конструктивный элемент представляет собой лонжерон крыла летательного аппарата или нервюру крыла летательного аппарата, а термически активный элемент представляет собой электрическое устройство, выполненное с возможностью работы с крылом летательного аппарата. Еще в одних примерах электрическое устройство содержит электрическую приводную систему и соответствующую электронную аппаратуру управления. В некоторых примерах электрическое устройство опирается на теплопроводящий выступ, установленный на указанном конструктивном элементе, и имеет тепловой контакт с этим теплопроводящим выступом. В некоторых примерах электрическое устройство содержит теплопроводящий элемент для отведения тепла от внутренней части электрического устройства к оболочке, представляющей собой внешнюю часть.[9] In addition, the disclosed examples may be examples in which the structural member is an aircraft wing spar or an aircraft wing rib, and the thermally active member is an electrical device configured to operate with an aircraft wing. In still other examples, the electrical device includes an electrical drive system and associated electronic control equipment. In some examples, the electrical device is supported by a heat-conducting protrusion mounted on the specified structural element, and in thermal contact with this heat-conducting protrusion. In some examples, the electrical device includes a heat-conducting member for transferring heat from the interior of the electrical device to an outer shell.

[10] Раскрытые примеры также включают в себя теплопроводящий выступ, расположенный между конструктивным элементом и термически активным элементом для обеспечения теплопередачи. В некоторых примерах теплорассеивающий элемент может иметь тепловой контакт с тепловой шиной. Еще в одних примерах теплорассеивающий элемент может включать в себя теплопроводящий элемент и теплораспределитель, прикрепленный к теплопроводящему элементу. Еще в одних примерах теплопроводящий элемент может представлять собой испарительный охладитель, теплопроводящий материал, содержащий гидрогель, одну или более термопластин, композиционные материалы, материал, содержащий пиролитический графит, или пенографит.[10] The disclosed examples also include a thermally conductive protrusion located between the structural member and the thermally active member to provide heat transfer. In some examples, the heat dissipating element may be in thermal contact with the heat bus. In still other examples, the heat dissipating member may include a heat conducting member and a heat spreader attached to the heat conducting member. In still other examples, the heat transfer element can be an evaporative cooler, a heat transfer material containing a hydrogel, one or more thermoplates, composites, a material containing pyrolytic graphite, or graphite foam.

[11] Также раскрыты способы охлаждения воздушно-космического летательного аппарата. Примеры включают в себя установку термически активного элемента (например, электрической приводной системы 16) на конструктивном элементе (например, тепловой шине 20, которая может содержать лонжерон крыла, нервюру крыла или другой конструктивный элемент), проведение тепла от термически активного элемента через конструктивный элемент к рассеивающему элементу и рассеяние (920) тепла. В некоторых примерах этап рассеяния также включает излучение тепла, проведенного от указанного конструктивного элемента, в окружающую среду. Еще в одних примерах окружающая среда может представлять собой атмосферный воздух или охлаждающую конструкцию в воздушно-космическом летательном аппарате.[11] Methods for cooling an aerospace vehicle are also disclosed. Examples include mounting a thermally active element (e.g., an electrical drive system 16) on a structural element (e.g., a thermal bus 20, which may include a wing spar, wing rib, or other structural element), conducting heat from the thermally active element through the structural element to dissipating element and dissipating (920) heat. In some examples, the dissipation step also includes radiation of heat conducted from the specified structural member into the environment. In still other examples, the environment can be atmospheric air or a cooling structure in an aerospace vehicle.

[12] Другие раскрытые примеры включают в себя систему терморегулирования для воздушно-космического летательного аппарата, содержащую теплопроводящий выступ, прикрепленный к конструктивному элементу воздушно-космического летательного аппарата, термически активное устройство (например, электрическую приводную систему 16), прикрепленное к теплопроводящему выступу, и теплопередающий элемент, имеющий тепловой контакт с теплопроводящим выступом.[12] Other disclosed examples include a thermal management system for an aerospace vehicle comprising a thermally conductive protrusion attached to a structural member of the aerospace vehicle, a thermally active device (e.g., an electrical drive system 16) attached to the heat conductive protrusion, and a heat transfer element in thermal contact with a heat transfer protrusion.

[13] В некоторых примерах система терморегулирования также содержит теплорассеивающий элемент, может также включать в себя поверхность воздушно-космического летательного аппарата, открытую в атмосферный воздух и имеющую тепловой контакт с теплорассеивающим элементом. Еще в одних раскрытых примерах теплорассеивающий элемент также содержит слой смолы и однонаправленные углеродные нанотрубки. В некоторых примерах теплорассеивающий элемент также содержит слой чувствительного к температуре гидрогеля и теплораспределитель.[13] In some examples, the thermal control system also includes a heat dissipating element, may also include the surface of the aerospace vehicle exposed to atmospheric air and in thermal contact with the heat dissipating element. In yet other disclosed examples, the heat dissipating element also comprises a resin layer and unidirectional carbon nanotubes. In some examples, the heat dissipating element also includes a temperature sensitive hydrogel layer and a heat spreader.

[14] Другие раскрытые примеры системы терморегулирования могут включать в себя микроканальный узел, имеющий тепловой контакт с термически активным устройством. В некоторых примерах микроканальный узел может представлять собой микроканальный узел с наклонными каналами, узел с S-образными каналами или узел с волнообразными пластинами.[14] Other disclosed examples of a thermoregulation system may include a microchannel assembly in thermal contact with a thermally active device. In some examples, the microchannel assembly may be a tilted microchannel assembly, an S-shaped channel assembly, or a wave plate assembly.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙBRIEF DESCRIPTION OF DRAWINGS

[15] На ФИГ. 1 показан изометрический вид части структурно-интегрированной системы 10 терморегулирования для воздушно-космического летательного аппарата в соответствии с раскрытыми примерами.[15] FIG. 1 shows an isometric view of a portion of a structurally integrated thermal management system 10 for an aerospace vehicle in accordance with the disclosed examples.

[16] На ФИГ. 2 показан увеличенный покомпонентный вид структурно-интегрированной системы 10 терморегулирования в соответствии с раскрытием настоящего изобретения.[16] FIG. 2 is an enlarged exploded view of a structurally integrated thermal management system 10 in accordance with the disclosure of the present invention.

[17] На ФИГ. 3 показан увеличенный изометрический вид еще одного примера структурно-интегрированной системы 10 терморегулирования с некоторыми пропущенными для ясности компонентами, в соответствии с раскрытием изобретения.[17] FIG. 3 is an enlarged isometric view of yet another example of a structurally integrated thermal management system 10, with some components omitted for clarity, in accordance with the disclosure.

[18] На ФИГ. 4 показан увеличенный изометрический вид сзади с некоторыми пропущенными для ясности компонентами для примера по ФИГ. 3.[18] FIG. 4 is an enlarged isometric rear view with some components omitted for clarity for the example of FIG. 3.

[19] На ФИГ. 5 и 6 показаны схематические изображения, иллюстрирующие примеры поверхности 14 крыла для рассеяния тепла в соответствии с раскрытием изобретения.[19] FIG. 5 and 6 are schematic views illustrating examples of a wing surface 14 for heat dissipation in accordance with the disclosure of the invention.

[20] На ФИГ. 7 показаны в разрезе некоторые элементы структурно-интегрированной системы 10 терморегулирования в соответствии с раскрытием изобретения.[20] FIG. 7 shows in section some elements of the structurally integrated thermal management system 10 in accordance with the disclosure of the invention.

[21] На ФИГ. 8 показано схематическое изображение примеров микроканального узла 166 в соответствии с раскрытием изобретения.[21] FIG. 8 is a schematic diagram of examples of microchannel assembly 166 in accordance with the disclosure of the invention.

[22] На ФИГ. 9 показана блок-схема, представляющая примеры способов терморегулирования в соответствии с раскрытием изобретения.[22] FIG. 9 is a block diagram showing examples of thermoregulation methods in accordance with the disclosure of the invention.

[23] Хотя в раскрытие изобретения могут быть внесены различные модификации и альтернативные формы, в качестве иллюстрации были показаны конкретные примеры посредством фигур чертежей, которые будут подробно описаны в настоящем документе. Тем не менее, следует понимать, что раскрытие изобретения не предназначено для ограничения конкретными описанными формами. Напротив, целью настоящей заявки является охват всех модификаций, эквивалентов и альтернатив, находящихся в рамках сущности и объема настоящего изобретения, как определено в прилагаемой формуле изобретения.[23] Although various modifications and alternative forms may be made to the disclosure, specific examples have been shown by way of illustration by means of the figures of the drawings, which will be described in detail herein. However, it should be understood that the disclosure is not intended to be limited to the specific forms described. On the contrary, the purpose of the present application is to cover all modifications, equivalents and alternatives falling within the spirit and scope of the present invention, as defined in the appended claims.

ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯCARRYING OUT THE INVENTION

[24] В последующем описании представлена структурно-интегрированная система 10 терморегулирования в контексте воздушно-космического летательного аппарата. Однако следует понимать, что система 10 терморегулирования, раскрытая в настоящем документе, применима к воздушно-космическим летательным аппаратам в целом, включая воздушные летательные аппараты, космические летательные аппараты и спутники, и не ограничена использованием с конкретным транспортным средством. Следует также отметить, что хотя электрическая приводная система 16 представлена в качестве примера тепловыделяющего электрического устройства, которое может быть связано с указанной системой 10, система 10 в равной степени применима к другим тепловыделяющим устройствам, таким как соответствующая электронная аппаратура управления электрической приводной системой 16, имеющие электрическое питание подсистемы, компьютеры, бортовые устройства и т.п.[24] In the following description, a structurally integrated thermal management system 10 is presented in the context of an aerospace vehicle. However, it should be understood that the thermal management system 10 disclosed herein is applicable to aerospace vehicles in general, including aircraft, spacecraft, and satellites, and is not limited to use with a particular vehicle. It should also be noted that while electrical drive system 16 is presented as an example of a fuel-generating electrical device that can be associated with said system 10, system 10 is equally applicable to other fuel-generating devices, such as corresponding electronic control equipment for electrical drive system 16, having electrical power supply of the subsystem, computers, on-board devices, etc.

[25] На ФИГ. 1 показан изометрический вид части структурно-интегрированной системы 10 терморегулирования для воздушно-космического летательного аппарата в соответствии с раскрытыми примерами. В некоторых примерах структурно-интегрированная система 10 терморегулирования может содержать крыло 12 воздушно-космического летательного аппарата. Как известно, в дополнение к крылу 12, воздушно-космический летательный аппарат может также содержать другие аэродинамические конструкции обеспечения подъема и управления, такие как рули, элероны, закрылки, рули высоты и т.п. (не показано на ФИГ. 1). Как известно, крыло 12, рули, элероны, закрылки и другие аэродинамические конструкции включают в себя подвижные части. На крупных воздушно-космических летательных аппаратах эти подвижные управляющие поверхности обычно приводятся в действие гидравлическими системами при подаче пилотами входных сигналов на устройства управления, такие как штурвальная колонка и педали управления рулем направления, поскольку задействованы относительно большие силы. Гидравлические приводы соединены с подвижными поверхностями управления по всему летательному аппарату и движутся при подаче пилотами входных сигналов на устройства управления, расположенные в кабине летательного аппарата.[25] FIG. 1 shows an isometric view of a portion of a structurally integrated thermal management system 10 for an aerospace vehicle in accordance with the disclosed examples. In some examples, the structurally integrated thermal management system 10 may comprise an aerospace wing 12. As is known, in addition to the wing 12, the aerospace vehicle may also include other aerodynamic lift and control structures such as rudders, ailerons, flaps, elevators, and the like. (not shown in FIG. 1). As you know, the wing 12, rudders, ailerons, flaps and other aerodynamic structures include moving parts. On large aerospace vehicles, these movable control surfaces are typically hydraulically operated when pilots provide inputs to control devices such as the steering column and rudder pedals, since relatively large forces are involved. The hydraulic actuators are connected to movable control surfaces throughout the aircraft and move when pilots apply input signals to control devices located in the aircraft cockpit.

[26] В последние годы наблюдается повышенный интерес к воздушно-космическим летательным аппаратам с электрическим управлением, приводимым в действие посредством электричества. Отчасти это объясняется в целом меньшим весом электрической приводной системы 16 с аналогичными гидравлическими системами, а также более широким использованием компьютеризированных органов управления летательным аппаратом, вместо устаревших механических органов управления. Поскольку электрические приводные системы 16 работают непосредственно в ответ на подаваемые электрические сигналы, электрические приводные системы 16 проще встроить в компьютеризированные системы электронного управления, чем гидравлические или другие чисто механические системы.[26] In recent years, there has been an increased interest in electrically operated aerospace vehicles powered by electricity. This is due in part to the overall lighter weight of the electric drive system 16 with similar hydraulic systems, as well as the increased use of computerized aircraft controls instead of outdated mechanical controls. Since the electrical drive systems 16 operate directly in response to electrical signals supplied, the electrical drive systems 16 are easier to integrate into computerized electronic control systems than hydraulic or other purely mechanical systems.

[27] Как показано на ФИГ. 1, крыло 12 может содержать поверхность 14 крыла. Примеры поверхности 14 крыла могут содержать теплопроводящую обшивку для, помимо прочего, отражения или передачи тепла, передачи тепла через композитный слой обшивки, действовать в качестве теплораспределителя, осуществлять передачу тепла изнутри крыла 10 в наружный атмосферный воздух, использоваться для испарительного охлаждения и т.п.Например, примеры поверхности 14 крыла могут содержать теплопроводные краски, нанесенные по меньшей мере на часть поверхности 14 крыла, смолы с углеродом, внедренным на наноуровне, теплопроводящие пенографиты, медь, серебро или другие металлические обшивки, чувствительные к температуре гидрогели или т.п.[27] As shown in FIG. 1, a wing 12 may comprise a wing surface 14. Examples of wing surface 14 may include heat-conducting skin for, but not limited to, reflecting or transferring heat, transferring heat through the composite skin layer, acting as a heat distributor, transferring heat from the inside of the wing 10 to outside atmospheric air, being used for evaporative cooling, and the like. For example, examples of wing surface 14 may include heat conductive paints applied to at least a portion of wing surface 14, nano-embedded carbon resins, heat conductive graphite foams, copper, silver or other metal skins, temperature sensitive hydrogels, or the like.

[28] Как также показано на ФИГ. 1, примеры структурно-интегрированной системы 10 терморегулирования могут также содержать одну или более электрических приводных систем 16. На ФИГ. 1 электрическая приводная система 16 показана в виде поворотного электромеханического привода, однако раскрытие изобретения этим не ограничено, и другая электрическая приводная система 16 может содержать линейный привод, электродвигатель, электронные средства для управления силовыми приводами, контроллер электродвигателя или другой источник, вырабатывающий тепло.[28] As also shown in FIG. 1, examples of a structurally integrated thermal management system 10 may also comprise one or more electrical drive systems 16. In FIG. 1, the electrical drive system 16 is shown as a rotary electromechanical drive, however, the disclosure is not limited thereto, and another electrical drive system 16 may include a linear drive, an electric motor, electronic controls for power drives, a motor controller, or other heat generating source.

[29] Как также показано на чертежах, каждая электрическая приводная система 16 может быть установлена на теплопроводящем выступе 18. Любой подходящий теплопроводящий выступ 18 может быть реализован для передачи тепла из электрической приводной системы 16 в тепловую шину 20 и закрепления электрической приводной системы 16 в соответствующем месте на крыле 12. Теплопроводящий выступ 18 может иметь форму, которая оптимизирует теплопередачу электрической приводной системой 16. Например, если внешняя поверхность электрической приводной системы 16 выполнена в целом цилиндрической, теплопроводящий выступ 18 может быть выполнен соответственно изогнутым, так что электрическая приводная система 16 и теплопроводящий выступ 18 обеспечивают достаточный контакт для эффективной передачи тепла, вырабатываемого в электрической приводной системе 16. Возможны и другие формы.[29] As also shown in the drawings, each electric drive system 16 may be mounted on a heat transfer boss 18. Any suitable heat transfer boss 18 can be implemented to transfer heat from the electric drive system 16 to the heat bus 20 and secure the electric drive system 16 to a corresponding location on the wing 12. The heat transfer boss 18 may be shaped to optimize heat transfer from the electrical drive system 16. For example, if the outer surface of the electrical drive system 16 is generally cylindrical, the heat transfer boss 18 can be appropriately curved such that the electrical drive system 16 and the thermally conductive protrusion 18 provides sufficient contact for efficient transfer of heat generated in the electrical drive system 16. Other forms are possible.

[30] Примеры теплопроводящего выступа 18 могут быть выполнены из любого подходящего материала. Например, теплопроводящий выступ 18 может быть выполнен из материала, обладающего достаточной прочностью для надежного закрепления электрической приводной системы 16 во время работы и достаточно теплопроводящего для оптимальной передачи тепла от указанной электрической приводной системы 16. Примеры материалов для теплопроводящего выступа 18 включают в себя, но без ограничения, металлы, неметаллы, блоки, содержащие пиролитический графит, пенографиты, полоски или пластинки, содержащие пиролитический графит, блоки, полоски или пластинки, содержащие медь, чувствительные к температуре гидрогели, материалы с легким переходом из одной фазы в другую, теплопроводящую эпоксидную смолу, теплопроводящие полимеры, теплопроводящие пасты и т.п.[30] Examples of the heat-conducting protrusion 18 can be made from any suitable material. For example, thermally conductive protrusion 18 may be made of a material that is strong enough to securely secure the electrical drive system 16 during operation and is sufficiently thermally conductive for optimal heat transfer from said electrical drive system 16. Examples of materials for thermally conductive protrusion 18 include but are restrictions, metals, non-metals, blocks containing pyrolytic graphite, graphite foams, strips or plates containing pyrolytic graphite, blocks, strips or plates containing copper, temperature-sensitive hydrogels, materials with a slight transition from one phase to another, heat-conducting epoxy resin, heat-conducting polymers, heat-conducting pastes, etc.

[31] Как также показано на чертежах, примеры системы 10 могут содержать тепловую шину 20. Тепловая шина 20 содержит конструктивный компонент воздушно-космического летательного аппарата. Например, как показано на ФИГ. 1, тепловая шина 20 может содержать лонжерон крыла, нервюру 22 крыла (показано на ФИГ. 2) или другой конструктивный компонент крыла 12. Тепловая шина 20 является теплопроводящей и может содержать металлы, неметаллы, полоски или пластинки, содержащие пиролитический графит, полоски или пластинки, содержащие медь, полоски или пластинки, содержащие серебро, графеновые, углеродные нанотрубки, полоски или пластинки или т.п. В некоторых примерах тепловая шина 20 может содержать часть или части лонжерона крыла. Например, верхняя 204 или нижняя полка 202 лонжерона, или стенка 201 лонжерона (более подробно показано на ФИГ. 2) может содержать теплопроводящие элементы, а другие части лонжерона или нервюры крыла могут иметь различную теплопроводность.[31] As also shown in the drawings, exemplary systems 10 may include a thermal bus 20. The thermal bus 20 comprises a structural component of an aerospace vehicle. For example, as shown in FIG. 1, a thermal tire 20 may comprise a wing spar, a wing rib 22 (shown in FIG. 2), or other structural component of a wing 12. Thermal tire 20 is thermally conductive and may contain metals, non-metals, strips or flakes containing pyrolytic graphite, strips or flakes. containing copper, strips or plates containing silver, graphene, carbon nanotubes, strips or plates or the like. In some examples, the thermal tire 20 may include a portion or portions of a wing spar. For example, the upper 204 or lower flange 202 of the spar, or the wall 201 of the spar (shown in more detail in FIG. 2) may contain heat transfer elements, and other parts of the spar or wing ribs may have different thermal conductivity.

[32] Примеры тепловой шины 20 обеспечивают передачу тепла, вырабатываемого в электрической приводной системе 16 и переданного к теплопроводящему выступу 18 к соответствующему месту рассеяния. Например, для примеров, использующих теплопроводящую поверхность 14 крыла, тепловая шина 20 может передавать тепло из электрической приводной системы 16 к поверхности 14 крыла, где тепло может обмениваться с атмосферным воздухом вокруг поверхности 14 крыла. Как более подробно описано ниже, другие примеры системы 10 могут содержать теплопередающий элемент 24 (как показано на ФИГ. 3), который проводит тепло к теплорассеивающему элементу 26 (показано на ФИГ. 3), теплопередающий элемент 24, который проводит тепло к поверхности 14 крыла или комбинацию указанного выше. Другие примеры также возможны.[32] Examples of the heat bus 20 provide for the transfer of heat generated in the electric drive system 16 and transferred to the heat-conducting protrusion 18 to an appropriate dissipation point. For example, for examples using the heat transfer surface 14 of the wing, the heat bus 20 may transfer heat from the electric drive system 16 to the wing surface 14 where heat can be exchanged with atmospheric air around the wing surface 14. As described in more detail below, other examples of system 10 may include a heat transfer element 24 (as shown in FIG. 3) that conducts heat to a heat dissipation element 26 (shown in FIG. 3), a heat transfer element 24 that conducts heat to the wing surface 14 or a combination of the above. Other examples are also possible.

[33] На ФИГ. 2 показан увеличенный покомпонентный вид структурно-интегрированной системы 10 терморегулирования в соответствии с раскрытием настоящего изобретения. Как показано на чертежах, примеры электрической приводной системы 16 могут содержать поворотный электрический привод 161, установленный на теплопроводящем выступе 18, который может быть покрыт оболочкой, представляющей собой внешнюю часть, или тепловую заглушку 162, удерживаемую на месте подходящим крепежным элементом 163 для заглушки. Тепловая заглушка 162 может быть использована, помимо прочего, для передачи тепла, вырабатываемого в электрической приводной системе 16 к теплопроводящему выступу 18. Тепловая заглушка 162 может содержать металлы, неметаллы, полоски или пластинки, содержащие пиролитический графит, полоски или пластинки, содержащие медь, чувствительные к температуре гидрогели, материалы с легким переходом из одной фазы в другую, теплопроводящую эпоксидную смолу, теплопроводящие полимеры, теплопроводящие пасты или т.п.[33] FIG. 2 is an enlarged exploded view of a structurally integrated thermal management system 10 in accordance with the disclosure of the present invention. As shown in the drawings, examples of the electrical drive system 16 may comprise a rotary electrical actuator 161 mounted on a thermally conductive protrusion 18 that may be covered with an outer shell or a thermal plug 162 held in place by a suitable plug fastener 163. Thermal plug 162 may be used, among other things, to transfer heat generated in electrical drive system 16 to heat transfer boss 18. Thermal plug 162 may contain metals, non-metals, strips or flakes containing pyrolytic graphite, strips or flakes containing copper, sensitive to temperature hydrogels, materials with easy transition from one phase to another, heat-conducting epoxy resin, heat-conducting polymers, heat-conducting pastes or the like.

[34] Как также показано на ФИГ. 2, примеры тепловой шины 20, которые содержат лонжерон крыла, могут также содержать стенку 201 лонжерона, нижнюю полку 202 лонжерона и верхнюю полку 204 лонжерона, каждая из которых при необходимости может быть выполнена теплопроводящей, как описано выше.[34] As also shown in FIG. 2, examples of a thermal tire 20 that include a wing spar may also include a spar wall 201, a lower spar flange 202 and an upper spar flange 204, each of which may be thermally conductive as described above.

[35] На ФИГ. 2 верхняя часть поверхности 14 крыла не показана, так что видны нервюры 22 крыла. Как также показано на чертежах, тепловая шина 20 может содержать один или более выступов 206, чтобы обеспечивать, среди прочего, термический контакт с теплопроводящим выступом 18 и способствовать удержанию теплопроводящего выступа 18, который также может быть установлен на тепловой шине 20 с использованием подходящих крепежных элементов 181.[35] FIG. 2 the upper part of the wing surface 14 is not shown, so that the ribs 22 of the wing are visible. As also shown in the drawings, the heat bar 20 may include one or more projections 206 to provide, inter alia, thermal contact with the heat conductive ridge 18 and assist in retaining the heat conductive ridge 18, which can also be mounted on the heat bar 20 using suitable fasteners. 181.

[36] На ФИГ. 3 показан увеличенный изометрический вид еще одного примера структурно-интегрированной системы 10 терморегулирования с некоторыми пропущенными для ясности компонентами, в соответствии с раскрытием изобретения. Как показано в этом примере, теплопередающий элемент 24 может быть использован для направления тепла из электрической приводной системы 16 к необходимым местам. Например, теплопередающий элемент 24 может проводить тепло к теплорассеивающему элементу 26. В некоторых примерах теплопередающий элемент 24 и теплорассеивающий элемент 26 могут содержать металлы, неметаллы, полоски или пластинки, содержащие пиролитический графит, покрытия, полоски или пластинки, содержащие медь, покрытия, полоски или пластинки, содержащие серебро, графеновые, углеродные нанотрубки, полоски или пластинки или т.п.[36] FIG. 3 is an enlarged isometric view of yet another example of a structurally integrated thermal management system 10, with some components omitted for clarity, in accordance with the disclosure. As shown in this example, the heat transfer element 24 can be used to direct heat from the electric drive system 16 to the desired locations. For example, heat transfer element 24 may conduct heat to heat dissipation element 26. In some examples, heat transfer element 24 and heat dissipation element 26 may comprise metals, non-metals, strips or flakes containing pyrolytic graphite, coatings, strips or plates containing copper, coatings, strips or plates containing silver, graphene, carbon nanotubes, strips or plates or the like.

[37] На ФИГ. 4 показан увеличенный изометрический вид сзади с некоторыми пропущенными для ясности компонентами, примера по ФИГ. 3. Как показано на чертежах, теплопередающий элемент 24 может быть соединен с теплопроводящим выступом 18 посредством теплопроводящего соединения 28 обеспечения сопряжения. В некоторых примерах соединение 28 обеспечения сопряжения может быть механическим (т.е. посредством контакта, например стыковым, косым или иным соединением), посредством теплопроводящих полимеров, паст, эпоксидных смол или т.п., или посредством комбинации указанных выше средств.[37] FIG. 4 is an enlarged isometric rear view with some components omitted for clarity of the example of FIG. 3. As shown in the drawings, the heat transfer member 24 may be connected to the heat transfer lip 18 via a heat transfer joint 28 to provide mating. In some examples, the mating connection 28 may be mechanical (ie, by contact, such as a butt, oblique, or other connection), by thermally conductive polymers, pastes, epoxy resins, or the like, or by a combination of the above.

[38] В некоторых примерах теплорассеивающий элемент 26 может осуществлять рассеяние тепла из электрической приводной системы 16 через поверхность 14 крыла. Теплопроводящий адгезив, полимер, эпоксидная смола или их эквиваленты могут быть использованы между теплорассеивающим элементом 26 и поверхностью 14 крыла.[38] In some examples, the heat dissipating element 26 may dissipate heat from the electric drive system 16 through the wing surface 14. Thermally conductive adhesive, polymer, epoxy resin, or their equivalents can be used between the heat dissipating element 26 and the wing surface 14.

[39] На ФИГ. 5 и 6 показаны схематические изображения, иллюстрирующие примеры поверхности 14 крыла для рассеяния тепла в соответствии с раскрытием изобретения. Как показано на ФИГ. 5, тепло, вырабатываемое в электрической приводной системе 16 может быть передано через теплопроводящий выступ 18 к теплопередающему элементу 24 и затем к теплорассеивающему элементу 26. Слои смолы 30 могут работать в качестве теплораспределительного элемента и могут быть армированы однонаправленными углеродными нанотрубками 32, которые работают в качестве теплопроводящих элементов и обеспечивают возможность проведения тепла через толщину поверхности 14 крыла (не показано на ФИГ. 5) и последующего распределения по поверхности 14 крыла для повышения эффективности теплопередачи.[39] FIG. 5 and 6 are schematic views illustrating examples of a wing surface 14 for heat dissipation in accordance with the disclosure of the invention. As shown in FIG. 5, the heat generated in the electric drive system 16 can be transferred through the heat transfer protrusion 18 to the heat transfer element 24 and then to the heat dissipation element 26. The resin layers 30 can function as a heat distribution element and can be reinforced with unidirectional carbon nanotubes 32, which function as heat transfer elements and allow heat to be conducted through the thickness of the wing surface 14 (not shown in FIG. 5) and then distributed over the wing surface 14 to improve heat transfer efficiency.

[40] Как показано на ФИГ. 6, еще один пример может содержать теплорассеивающий элемент 26, находящийся в контакте с одним или более слоями чувствительного к температуре гидрогеля 34, который работает в качестве теплопроводящих элементов и передает тепло из электрической приводной системы 16 к поверхности 14 крыла. Некоторые примеры могут также включать в себя теплопроводящий теплораспределитель 36 для оптимизации теплопередачи через слои гидрогеля 34 к поверхности 14 крыла. Теплораспределитель 36 может содержать медно-графеновые композиты или т.п. В некоторых примерах слои гидрогеля 34 могут "выпотевать" через специальную панель на поверхности 14 крыла и, таким образом, повысить скорость рассеяния тепла за счет испарения. Слои гидрогеля 34 могут поглощать влагу при низкой температуре для обновления.[40] As shown in FIG. 6, another example may comprise a heat dissipating element 26 in contact with one or more layers of temperature sensitive hydrogel 34, which functions as heat transfer elements and transfers heat from the electric drive system 16 to the wing surface 14. Some examples may also include a heat transfer heat spreader 36 to optimize heat transfer through the hydrogel layers 34 to the wing surface 14. Heat spreader 36 may comprise copper-graphene composites or the like. In some examples, the hydrogel layers 34 may "sweat" through a special panel on the wing surface 14 and thus increase the rate of heat dissipation by evaporation. The hydrogel layers 34 can absorb moisture at low temperatures for renewal.

[41] На ФИГ. 7 показаны в разрезе некоторые элементы структурно-интегрированной системы 10 терморегулирования (не обозначены на ФИГ. 7) в соответствии с раскрытием изобретения. Как видно, некоторые примеры системы 10 могут содержать теплопроводящий материал 164 обеспечения сопряжения между теплопроводящим выступом 18 и тепловой заглушкой 162. Материал 164 обеспечения сопряжения может содержать металлы, неметаллы, полоски или пластинки, содержащие пиролитический графит, покрытия, полоски или пластинки, содержащие медь, покрытия, полоски или пластинки, содержащие серебро, графеновые, углеродные нанотрубки, полоски или пластинки, эпоксидные материалы, смолы, полимеры или т.п., и может быть реализован для оптимизации теплопередачи из электрической приводной системы 16.[41] FIG. 7 shows in section some elements of a structurally integrated thermal control system 10 (not indicated in FIG. 7) in accordance with the disclosure of the invention. As can be seen, some examples of system 10 may comprise a thermally conductive mating material 164 between thermally conductive protrusion 18 and a thermal plug 162. Mating material 164 may comprise metals, non-metals, strips or flakes containing pyrolytic graphite, coatings, strips, or flakes containing copper. coatings, strips or plates containing silver, graphene, carbon nanotubes, strips or plates, epoxies, resins, polymers or the like, and may be implemented to optimize heat transfer from the electric drive system 16.

[42] Как также показано на чертежах, электрическая приводная система 16 может содержать вращательный электропривод 161, который содержит двигатель с микроканальным узлом 166, выполненным за одно целое на части привода 161 (например, на статоре двигателя). Микроканальный узел 166 может обеспечить образование вторичных проточных каналов для рассеяния тепла, которые периодически разрывают пограничный термослой в основных каналах и вызывают лучшее перемешивание текучей среды, что приводит к улучшению охлаждения и уменьшению температур стенок в электродвигателе и приводе 161.[42] As also shown in the drawings, the electric drive system 16 may include a rotary electric drive 161 that includes a motor with a microchannel assembly 166 integral to a portion of the drive 161 (eg, a motor stator). Microchannel assembly 166 can provide secondary heat dissipation flow channels that periodically break the boundary thermal layer in the primary channels and cause better fluid mixing, resulting in improved cooling and reduced wall temperatures in motor and driver 161.

[43] На ФИГ. 8 показано схематическое представление примеров микроканального узла 166 в соответствии с раскрытием изобретения. Как видно, микроканальный узел 166 может содержать ряд теплораспределительных микро/мини-каналов. Например, микроканальный узел 166 может содержать микроканальный узел 166а с наклонными каналами, S-образные каналы 166b, волнообразные пластины 166 с или их комбинацию.[43] FIG. 8 shows a schematic diagram of examples of microchannel node 166 in accordance with the disclosure of the invention. As seen, microchannel assembly 166 may comprise a plurality of micro / mini heat distribution channels. For example, microchannel assembly 166 may comprise microchannel assembly 166a with inclined channels, S-shaped channels 166b, undulating plates 166c, or a combination thereof.

[44] На ФИГ. 9 показана блок-схема, представляющая примеры способов терморегулирования в соответствии с раскрытием изобретения. Как видно, и как следует понимать из изложенного выше раскрытия изобретения, термически активный элемент (например, электрическая приводная система 16) может быть установлен на этапе 900 на конструктивном элементе (например, тепловой шине 20, которая может содержать лонжерон крыла, нервюру крыла или иной конструктивный элемент) воздушно-космического летательного аппарата. На этапе 910 тепло, вырабатываемое в термически активном элементе, может быть отведено от термически активного элемента к конструктивному элементу. На этапе 920 тепло, отведенное от термически активного элемента, может быть рассеяно. Как раскрыто выше, рассеяние может быть достигнуто посредством открытия диссипативной поверхности в атмосферный воздух или в охлаждающую конструкцию в воздушно-космическом летательном аппарате. Охлаждающая конструкция может содержать конструкцию при меньшей температуре, чем термически активный элемент.[44] FIG. 9 is a block diagram showing examples of thermoregulation methods in accordance with the disclosure of the invention. As seen, and as should be understood from the foregoing disclosure, a thermally active element (e.g., electrical drive system 16) may be mounted at 900 on a structural element (e.g., thermal busbar 20, which may include a wing spar, wing rib, or other structural element) of an aerospace vehicle. At 910, heat generated in the thermally active element may be conducted from the thermally active element to the structural element. At 920, heat removed from the thermally active element may be dissipated. As disclosed above, scattering can be achieved by opening the dissipative surface into atmospheric air or into a cooling structure in an aerospace vehicle. The cooling structure may contain the structure at a lower temperature than the thermally active element.

[45] Хотя были показаны и описаны различные примеры, раскрытие настоящего изобретения не ограничено ими, и естественным образом включает в себя все модификации и вариации, которые будут очевидны специалистам в данной области техники.[45] Although various examples have been shown and described, the disclosure of the present invention is not limited thereto, and naturally includes all modifications and variations that would be apparent to those skilled in the art.

Claims

1. Воздушно-космический летательный аппарат, содержащий:1. Aerospace aircraft containing:

тепловую шину (20), содержащую конструктивный элемент воздушно-космического летательного аппарата; и thermal tire (20) containing a structural element of an aerospace vehicle; and

термически активный элемент (16), имеющий тепловой контакт с тепловой шиной (20) для рассеяния тепла от термически активного элемента (16) в тепловую шину (20),a thermally active element (16) having thermal contact with the heat bus (20) to dissipate heat from the thermally active element (16) into the heat bus (20),

причем конструктивный элемент (20) представляет собой лонжерон крыла летательного аппарата или нервюру крыла (12) летательного аппарата, а wherein the structural element (20) is an aircraft wing spar or a wing rib (12) of an aircraft, and

термически активный элемент (16) представляет собой электрическое устройство, выполненное с возможностью работы с крылом (12) летательного аппарата,the thermally active element (16) is an electrical device adapted to work with the wing (12) of an aircraft,

при этом электрическое устройство (16) опирается на теплопроводящий выступ (18), установленный на указанном конструктивном элементе (20), и имеет тепловой контакт с этим теплопроводящим выступом (18), а the electrical device (16) rests on a heat-conducting protrusion (18) mounted on the specified structural element (20), and has thermal contact with this heat-conducting protrusion (18), and

воздушно-космический летательный аппарат также содержит:the aerospace vehicle also contains:

теплорассеивающий элемент (26), имеющий тепловой контакт с тепловой шиной (20) и содержащий теплопроводящий элемент (32, 34), содержащий теплопроводящий материал, содержащий гидрогель, и теплораспределитель (30, 36), прикрепленный к теплопроводящему элементу (32, 34).a heat dissipating element (26) having thermal contact with a heat bus (20) and containing a heat conducting element (32, 34) containing a heat conducting material containing a hydrogel, and a heat spreader (30, 36) attached to the heat conducting element (32, 34).

2. Воздушно-космический летательный аппарат по п. 1, в котором электрическое устройство содержит электрическую приводную систему и соответствующую электронную аппаратуру (16) управления.2. An aerospace vehicle according to claim 1, wherein the electrical device comprises an electrical drive system and associated control electronics (16).

3. Воздушно-космический летательный аппарат по любому из пп. 1, 2, в котором электрическое устройство (16) содержит теплопроводящий элемент (166) для отведения тепла от внутренней части электрического устройства (16) к оболочке (162), представляющей собой внешнюю часть.3. Aerospace vehicle according to any one of paragraphs. 1, 2, in which the electrical device (16) comprises a heat-conducting element (166) for transferring heat from the inside of the electrical device (16) to the shell (162), which is the outer part.

4. Воздушно-космический летательный аппарат по любому предыдущему пункту, в котором:4. An aerospace vehicle according to any preceding paragraph, in which:

теплопроводящий выступ (18) расположен между конструктивным элементом (20) и термически активным элементом (16) для обеспечения теплопередачи.a heat-conducting protrusion (18) is located between the structural element (20) and the thermally active element (16) to provide heat transfer.

5. Воздушно-космический летательный аппарат по любому предыдущему пункту, в котором теплопроводящий элемент (32, 34) также содержит по меньшей мере одно из следующего: испарительный охладитель; одну или более термопластин; композиционные материалы; материал, содержащий пиролитический графит, и пенографит.5. An aerospace vehicle according to any preceding claim, in which the heat-conducting element (32, 34) also comprises at least one of the following: an evaporative cooler; one or more thermoplastics; composite materials; material containing pyrolytic graphite and graphite foam.

6. Способ охлаждения воздушно-космического летательного аппарата, включающий:6. A method of cooling an aerospace vehicle, including:

установку (900) термически активного элемента (16) на конструктивном элементе (20); installation (900) of a thermally active element (16) on a structural element (20);

проведение (910) тепла от термически активного элемента (16) через конструктивный элемент (20) к рассеивающему элементу (14, 26) и conducting (910) heat from the thermally active element (16) through the structural element (20) to the dissipative element (14, 26) and

рассеяние (920) указанного тепла,dissipation (920) of the indicated heat,

7. Способ по п. 6, согласно которому этап (920) рассеяния также включает излучение тепла, проведенного от указанного конструктивного элемента (20), в окружающую среду.7. The method of claim 6, wherein the scattering step (920) also comprises radiating heat conducted from said structural member (20) into the environment.

8. Способ по п. 7, согласно которому окружающая среда содержит атмосферный воздух.8. A method according to claim 7, wherein the environment comprises atmospheric air.

9. Способ по п. 7, согласно которому окружающая среда содержит охлаждающую конструкцию.9. The method of claim 7, wherein the environment comprises a cooling structure.

10. Система (10) терморегулирования для воздушно-космического летательного аппарата, содержащая:10. Thermal control system (10) for an aerospace vehicle, comprising:

теплопроводящий выступ (18), прикрепленный к конструктивному элементу (20) воздушно-космического летательного аппарата; a heat-conducting protrusion (18) attached to the structural element (20) of the aerospace vehicle;

термически активное устройство (16), прикрепленное к теплопроводящему выступу (18); иa thermally active device (16) attached to the thermally conductive protrusion (18); and

теплопередающий элемент (24), имеющий тепловой контакт с теплопроводящим выступом (18), a heat transfer element (24) in thermal contact with a heat transfer protrusion (18),

воздушно-космический летательный аппарат также содержит теплорассеивающий элемент (26), имеющий тепловой контакт с теплопередающим элементом (24),the aerospace vehicle also contains a heat dissipating element (26) having thermal contact with a heat transfer element (24),

при этом теплорассеивающий элемент (26) содержит теплопроводящий элемент (32, 34), содержащий теплопроводящий материал, содержащий гидрогель, и теплораспределитель (30, 36), прикрепленный к теплопроводящему элементу (32, 34).the heat dissipating element (26) comprises a heat conducting element (32, 34) containing a heat conducting material containing a hydrogel, and a heat spreader (30, 36) attached to the heat conducting element (32, 34).

11. Система (10) терморегулирования по п. 10, также содержащая:11. Thermal control system (10) according to claim 10, also comprising:

поверхность (14) воздушно-космического летательного аппарата, открытую в атмосферный воздух и имеющую тепловой контакт с теплорассеивающим элементом (26).the surface (14) of an aerospace vehicle, exposed to atmospheric air and in thermal contact with the heat dissipating element (26).

12. Система (10) терморегулирования по п. 10, в которой теплорассеивающий элемент (26) также содержит:12. Thermal control system (10) according to claim 10, wherein the heat dissipating element (26) also comprises:

слой (30) смолы иresin layer (30) and

однонаправленные углеродные нанотрубки (32).unidirectional carbon nanotubes (32).

13. Система (10) терморегулирования по п. 10, также содержащая:13. Thermal control system (10) according to claim 10, further comprising:

микроканальный узел (166), имеющий тепловой контакт с термически активным устройством (16).a microchannel node (166) in thermal contact with a thermally active device (16).

14. Система терморегулирования по п. 13, в которой микроканальный узел содержит по меньшей мере один из таких узлов, как микроканальный узел (166a) с наклонными каналами, узел (166b) с S-образными каналами или узел (166c) с волнообразными пластинами.14. The thermal management system of claim 13, wherein the microchannel assembly comprises at least one of inclined channel microchannel assembly (166a), S-channel assembly (166b), or wave plate assembly (166c).